小卫星瞬态外热流下动态传热特性分析

为揭示小卫星瞬态外热流下的动态传热特性规律,以小卫星双层集总参数模型为研究对象,推导得到动态热平衡方程。类比阻尼振荡系统,采用时频变换和传递函数分析的新思路,对温度与热流波动量间的幅值特性和相位特性变化规律进行理论研究,并利用数值方法进行验证。结果表明:推导获得了小卫星传热系统自然频率和阻尼比的热参数准则式,并证明了小卫星传热系统在热激励下振荡特性为过阻尼。阻尼比和频率比的增大及热流静位移的减小均可降低温度的波动幅度,不同频率比范围下阻尼比对热流的波动量与温度波动量间的相位差的影响呈相反规律,数值结果与解析分析结果一致。可为低热惯性小卫星的热控优化设计提供理论参考。     

Autonomous orbit determination using epoch-differenced gravity gradients and starlight refraction

Autonomous orbit determination via integration of epoch-differenced gravity gradients and starlight refraction is proposed in this paper for low-Earth-orbiting satellites operating in GPS-denied environments.Starlight refraction compensates for the significant along-track position error that occurs from only using gravity gradients and benefits from integration in terms of improved accuracy in radial and cross-track position estimates.The between-epoch differencing of gravity gradients is employed to eliminate slowly varying measurement biases and noise near the orbit revolution frequency.The refraction angle measurements are directly used and its Jacobian matrix derived from an implicit observation equation.An information fusion filter based on a sequential extended Kalman filter is developed for the orbit determination.Truth-model simulations are used to test the performance of the algorithm,and the effects of differencing intervals and orbital heights are analyzed.A semi-simulation study using actual gravity gradient data from the Gravity field and steady-state Ocean Circulation Explorer (GOCE) combined with simulated starlight refraction measurements is further conducted,and a three-dimensional position accuracy of better than 100 m is achieved.     

基于神经网络自适应动态逆的结冰飞机飞行安全边界保护方法

考虑到飞机带冰飞行的安全问题，对结冰飞机进行安全边界保护成为一种有效的解决手段。基于神经网络自适应动态逆跟踪性能好、鲁棒性强的优点，提出了以安全关键飞行参数限制值作为神经网络自适应动态逆的输入，获取可用舵面偏转角的边界保护方法。建立了飞机本体动力学模型，采用高精度的数值模拟方法获得结冰数据库。设计了神经网络自适应动态逆控制律，通过在动态逆环节引入单隐层神经网络，对不确定性逆误差进行自适应补偿，增强了控制系统的鲁棒性。以俯仰姿态保持模式为例设计了结冰飞行闭环安全边界保护系统。以结冰飞机最小平飞速度的估算值作为飞机最低飞行速度，设计自动油门控制系统，实现对飞行速度的保护。通过仿真验证了设计的控制律具有较强的鲁棒性。对结冰严重程度线性增加情形下飞机状态参数的动态响应进行了分析。仿真结果表明，所设计的结冰边界保护系统，能够实现飞机在容冰飞行过程中对安全关键参数如迎角、飞行速度的实时保护。     

一种新型的用于深空高动态微弱信号载波跟踪环

分析了深空通信中高动态微弱信号载波跟踪方法，提出并分析了载波跟踪中状态方程非线性与量测方程的非线性取舍问题，分析了滤波过程中影响高动态与低信噪比的决定因素，给出了两个推论，提出了强跟踪算法的必要性。并以此选择了以传统卡尔曼滤波（KF）为基础，以锁相环（FLL）、无迹卡尔曼滤波（UKF）为辅助使用两种工作模式来应对不同环境。针对组合跟踪环路状态转换过渡易出现的频率阶跃问题，给出新型环路的工作模式及切换门限的数学表达式，在环路中添加计算判别器，实时控制环路输出的同时不浪费计算力地剔除了野值，提高了环路稳定性。仿真表明，该新型环路算法与现有的算法相比有很好的低信噪高动态适应能力，消除了切换峰值，剔除了野值。     

Didactic satellite based on Android platform for space operation demonstration and development

Space technology plays a pivotal role in society development. It offers new methods for telemetry, monitoring and control. However, this sector requires training, research and skills development but the lack of instruments, materials and budgets affects the ambiguity to understand satellite technology. The objective of this paper is to describe a demonstration prototype of a smart phone device for space operations study. Therefore, the first task was carried out to give a demonstration for spatial imagery and attitude determination missions through a wireless communication. The smart phone’s Bluetooth was used to achieve this goal inclusive of a new method to enable real time transmission. In addition, an algorithm around a quaternion based Kalman filter was included in order to detect the reliability of the prototype's orientation. The second task was carried out to provide a demonstration for the attitude control mission using the smart phone’s orientation sensor, including a new method for an autonomous guided mode. As a result, the acquisition platform showed real time measurement with good accuracy for orientation detection and image transmission. In addition, the prototype kept the balance during the demonstration based on the attitude control method.     

陷波器对DLL的影响及其改进方法研究

陷波器被广泛应用于直接序列扩谱系统中滤除存在于系统工作频段内的干扰,分析 了陷波器对伪码跟踪环路的影响。针对陷波器引起的信号时延和畸变问题,提出对本地产 生的伪码也进行相应的陷波处理的方法来增加其与接收信号的相关性,同时针对信号畸变导 致的能量差值波动大的问题,提出增加能量积分时间的方法。在systemvue2006环境下对 提出的方法进行仿真验证,仿真结果表明这两种方法可以有效地削弱陷波器对伪码跟踪环 路的影响。
     

基于MEP-UKF的组合导航滤波算法

针对目前应用于SINS／GPS组合导航系统中的扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman
Filter, EKF)存在精度低、实时性差的缺点,提出一种基于模型误差预测(Model Error
Prediction, MEP)的Unscented 卡尔曼滤波(Unscented Kalman Filter,
UKF)。MEP-UKF滤波算法将惯性器件测量误差作为模型误差使用MEP进行实时预测的同时,采 用UKF估计载体的姿态、速度及位置等误差信息,并反馈给SINS系统来校正导航参数。MEP-U KF不仅克服了UKF必须假设惯性器件误差为高斯白噪声的局限性,而且降低了SINS／GPS组合 导航系统状态变量的维数,大大缩短了导航解算的时间。仿真结果表明,MEP-UKF的收敛速 度和滤波精度均明显优于EKF,更好地满足了工程应用中对导航精度和实时性的要求。     

自适应滤波在动态推力测量中的应用

动态推力测量过程中的干扰信号频谱经常与有用信号重叠,经典的模拟滤波或数字滤     

基于四元数非线性误差模型的快速传递对准(英文)

基于小角度假设的常规线性误差模型不能适用于大失准角时的初始对准,针对这一问题研究了一种没有小失准角假设,以速度误差和姿态四元数误差作为量测的非线性快速传递对准误差模型,并证明当误差变为小角度时,该非线性误差模型可以简化为常规线性误差模型。使用 Unscented 卡尔曼滤波代替通常采用的扩展卡尔曼滤波来处理非线性数据融合问题。为了评估和分析该非线性误差模型,设计了一个传递对准仿真系统,仿真结果表明,当初始失准角为小角度时,该新模型和线性模型有着相当的对准性能,但是当初始失准角为大角度时,本文提出的非线性误差模型仍然能够精确完成对准过程,而基于线性误差模型的对准滤波器却发散了。     

基于双目视觉的相对状态自主确定

基于双目视觉系统提出了一种适于交会对接最后阶段的近距离绕飞的相对状态自主确定方法。用修正罗德里格参数(MRP)描述姿态,给出了追踪器与目标器间的相对姿态运动学与动力学方程,以及相对运动方程,根据双目视觉系统的小孔成像原理建立了双目系统的测量数学模型,由扩展卡尔曼滤波(EKF)获得两航天器的相对位姿及其变化率。仿真结果表明该法可行。